avm
Обожаю самолеты !
- Откуда
- Москва (член РАОПА)
далее...
Утка (canard) Александра Макарова
avm
Обожаю самолеты !
- Откуда
- Москва (член РАОПА)
Коэффициенты на рисунках – в связанной системе координат. Только похоже, что Сlc отнесено к площади крыла, а не собственной ПГО. И я не успел разобраться – относительно чего приведен mz.
Как не сложно заметить, Су(а) для ПГО имеет такой характер, что сразу и не скажешь – на каком точно угле атаки достигается Сумакс? Но видно, что мало отличается от [ch945]кр крыла . Кроме того, нет провала в Су(а) самолета. Если бы Сумакс ПГО достигался значительно раньше, то это отражалось бы и на Су(а) самолета.
Есть и другие вопросы, в которых содержится ответ на вопрос об оптимальном соотношении характеристик ПГО и крыла.
1) есть ли современные летающие «утки» с симметричными профилями на ПГО или несимметричными, но типичными самолетными типа P3? Вряд ли кто такие назовет. А почему? На таких просто идеально выполнялось бы «общеизвестное» мнение о том, что [ch945]кр(ПГО) << [ch945]кр крыла есть правильное соотношение.
2) Описанное поведение самолета характерно для устойчивого аппарата mzcy > 0. Где и когда (по углу атаки) начнется отрыв потока конечно будет влиять на значение mzcy , но совсем не обязательно, что при [ch945]кр ПГО [ch8776] [ch945]кр крыла mzcy станет другого знака до [ch945]кр крыла . Даже если на больших углах ПГО отвалится совсем, оставшийся кусок БезГО самолета останется очень даже устойчивым. Даже слишком – так и будет пикировать.
Поэтому вопрос: как будет обеспечиваться устойчивость и управляемость (эффективность РВ на ПГО), в диапазоне углов ([ch945]кр ПГО , [ch945]кр крыла ) , если [ch945]кр(ПГО) << [ch945]кр крыла ? Если Су ПГО «завалился», то это значит, что его «наполовину нет».
3) зачем Рутан поставил ПГО прямое и с таким большим удлинением ([ch955]=10), да еще со специальным пофилем? Как изменились х-ки его ПГО по сравнению с «обычным» ГО – с удлинением не более 5 и каким-нибудь симметричным профилем? На всех последующих «утках» и других конструкторов эти особенности ПГО сохраняются – прямое ПГО большого удлинения и специальные профили.
Стоит проанализировать варианты:
- [ch945]кр(ПГО) << [ch945]кр крыла
- [ch945]кр ПГО [ch8776] [ch945]кр крыла
- [ch945]кр ПГО >> [ch945]кр крыла
Это как на картинке ниже, на которой остается дорисовать mz самолета в целом для каждого из этих вариантов. И особенно обратить внимание на вариант первый. И для него продлить кривую mz([ch945]) самолета до [ch945]кр крыла. Понятно, что mz([ch945]) будет резко заваливаться вниз и по мере потери подъемной силы на ПГО стремиться к mz бго ([ch945]), как если бы у вас ПГО и не было. Действительно, как верно пишет автор вопроса, будет момент на пикирование, возвращающий самолет к меньшим углам атаки.
Что дальше в динамике?
Вы видели в расчетах, какой величины достигает mzбго на больших углах (10 и более) – до mz = -0.3 (еще от центровки зависит само собой). Если рассматривать силы и моменты в связанной системе координат, то и после [ch945]кр (Сумакс ПГО) Су ПГО не обратится в нуль. Как раз об этом есть график в файле с продувками LE. И mzпго будет какой-то постоянный оставаться. То есть на закритических углах момент самолета будет нечто среднее между линейными mz([ch945]) самолета и БГО пока не завалится Су самолета (крыла).
При этом имеется ввиду, что ЦТ типичный для утки и расположен впереди фокуса крыла.
Как не сложно заметить, Су(а) для ПГО имеет такой характер, что сразу и не скажешь – на каком точно угле атаки достигается Сумакс? Но видно, что мало отличается от [ch945]кр крыла . Кроме того, нет провала в Су(а) самолета. Если бы Сумакс ПГО достигался значительно раньше, то это отражалось бы и на Су(а) самолета.
Есть и другие вопросы, в которых содержится ответ на вопрос об оптимальном соотношении характеристик ПГО и крыла.
1) есть ли современные летающие «утки» с симметричными профилями на ПГО или несимметричными, но типичными самолетными типа P3? Вряд ли кто такие назовет. А почему? На таких просто идеально выполнялось бы «общеизвестное» мнение о том, что [ch945]кр(ПГО) << [ch945]кр крыла есть правильное соотношение.
2) Описанное поведение самолета характерно для устойчивого аппарата mzcy > 0. Где и когда (по углу атаки) начнется отрыв потока конечно будет влиять на значение mzcy , но совсем не обязательно, что при [ch945]кр ПГО [ch8776] [ch945]кр крыла mzcy станет другого знака до [ch945]кр крыла . Даже если на больших углах ПГО отвалится совсем, оставшийся кусок БезГО самолета останется очень даже устойчивым. Даже слишком – так и будет пикировать.
Поэтому вопрос: как будет обеспечиваться устойчивость и управляемость (эффективность РВ на ПГО), в диапазоне углов ([ch945]кр ПГО , [ch945]кр крыла ) , если [ch945]кр(ПГО) << [ch945]кр крыла ? Если Су ПГО «завалился», то это значит, что его «наполовину нет».
3) зачем Рутан поставил ПГО прямое и с таким большим удлинением ([ch955]=10), да еще со специальным пофилем? Как изменились х-ки его ПГО по сравнению с «обычным» ГО – с удлинением не более 5 и каким-нибудь симметричным профилем? На всех последующих «утках» и других конструкторов эти особенности ПГО сохраняются – прямое ПГО большого удлинения и специальные профили.
Стоит проанализировать варианты:
- [ch945]кр(ПГО) << [ch945]кр крыла
- [ch945]кр ПГО [ch8776] [ch945]кр крыла
- [ch945]кр ПГО >> [ch945]кр крыла
Это как на картинке ниже, на которой остается дорисовать mz самолета в целом для каждого из этих вариантов. И особенно обратить внимание на вариант первый. И для него продлить кривую mz([ch945]) самолета до [ch945]кр крыла. Понятно, что mz([ch945]) будет резко заваливаться вниз и по мере потери подъемной силы на ПГО стремиться к mz бго ([ch945]), как если бы у вас ПГО и не было. Действительно, как верно пишет автор вопроса, будет момент на пикирование, возвращающий самолет к меньшим углам атаки.
Что дальше в динамике?
Вы видели в расчетах, какой величины достигает mzбго на больших углах (10 и более) – до mz = -0.3 (еще от центровки зависит само собой). Если рассматривать силы и моменты в связанной системе координат, то и после [ch945]кр (Сумакс ПГО) Су ПГО не обратится в нуль. Как раз об этом есть график в файле с продувками LE. И mzпго будет какой-то постоянный оставаться. То есть на закритических углах момент самолета будет нечто среднее между линейными mz([ch945]) самолета и БГО пока не завалится Су самолета (крыла).
При этом имеется ввиду, что ЦТ типичный для утки и расположен впереди фокуса крыла.
Вложения
avm
Обожаю самолеты !
- Откуда
- Москва (член РАОПА)
Есть смысл рассмотреть те ситуации в полете, когда бывает полет или выход на большие углы атаки и что будет на этих режимах если будет дохлое ПГО (я имею ввиду такое, когда срыв потока [ch945]кр(ПГО) << [ch945]кр крыла). На картинке это будет соответствовать варианту с ПГО_1. Что будет в таком случае – см сканы из книжек, где описаны особенности Миг-8 и ему подобных предшественников рутановсих «уток» и «ноу-хау» Рутана.
На «утках» Рутана и подобных имееет место соотношение - [ch945]кр ПГО [ch8776] [ch945]кр крыла (на рисунке соответствует ПГО_2).
Вариант с ПГО_3 точно не годится по критериям устойчивости. Нет смысла это разжевывать.
И еще про Миг-8 из одной статьи: "...Стреловидность крыла в плане 20о, сужение 1, удлинение 6, профиль "Кларк УН". Угол установки крыла 2о. На концах крыла установили шайбы, которые являлись вертикальным оперением. Размах горизонтального оперения 3,5 м, площадь - 2,7 м2, угол установки +2о. Профиль оперения NACA-0012...."
Так-же по желанию можно скачать ответ с доп материалами, перейдя по ссылке http://sla-avia.ucoz.ru/otvet-1.rar
На «утках» Рутана и подобных имееет место соотношение - [ch945]кр ПГО [ch8776] [ch945]кр крыла (на рисунке соответствует ПГО_2).
Вариант с ПГО_3 точно не годится по критериям устойчивости. Нет смысла это разжевывать.
И еще про Миг-8 из одной статьи: "...Стреловидность крыла в плане 20о, сужение 1, удлинение 6, профиль "Кларк УН". Угол установки крыла 2о. На концах крыла установили шайбы, которые являлись вертикальным оперением. Размах горизонтального оперения 3,5 м, площадь - 2,7 м2, угол установки +2о. Профиль оперения NACA-0012...."
Так-же по желанию можно скачать ответ с доп материалами, перейдя по ссылке http://sla-avia.ucoz.ru/otvet-1.rar
Denis
Я люблю самолеты!
- Откуда
- Украина, Донецк
Возьмем кота за конец хвоста. У утки этот конец (ПГО) впереди крыла. Проанализировав результаты экспериментальных исследований NASA, которые включали в себя как оригинальные конфигурации Рутана, так и их модификации, следует посоветовать коту вернуть свой хвост на нормальное место.
Я уже много раз писал, что не нужно считать большим плюсом опережающий срыв потока на ПГО как средство защиты от сваливания. В продувках рутановской схемы четко подтверждены негативные эффекты взаимодействия ПГО и крыла, принципиальная невозможность их полного устранения и отсутствие каких-либо других преимуществ этой схемы, в частности по балансировочному сопротивлению. что нередко ей незаслуженно приписывают.
Добропорядочное поведение утки при плавном увеличении угла атки, в совершенно спокойном воздухе и при оптимальной центровке не отражает действительности реальных полетов.
На кривых продольного момента Varyeze для всех центровок и углов отклонения руля высоты видна явно выраженная нелинейность. В диапазоне малых углов атаки схема демонстрирует хорошую продольную устойчивость, постоянный отрицательный наклон кривой продольного момента. Далее, начиная примерно с 4 градусов запас устойчивости уменгьшается, наклон становится более пологим. Это являние отражается и в характеристике продольного момента изолированного крыла, что справедливо связывают с развитием пространственного обтекания на стреловидном крыле.
Здесь также нужно отметить, что у утки единственной поверхностью, обеспечивающей продольную устойчивость является крыло. ПГО совершенно точно называется ДЕСТАБИЛИЗАТОР и оно смещает фокус самолета вперед. Когда на ПГО начинает зарождаться срыв потока, его производная Суalpha уменьшается и дестабилзирующий эффект ослабевает. За счет этого наклон кривой продольного момента должен вновь увеличиваться.
Он и увеличивается немного, но есть и обратный эффект, котрый этому противодействует. Индуктивный скос от ПГО приводит к крайне нежелательному перераспределению подъемной силы по размаху крыла, а именно, снижается загрузка корневых сечений и возрастает загрузка концевых. Это провоцирует развитие срыва потока начиная с концов, что четко покахано в продувках NASA. Хотя начало срыв на крыле под действием скоса потока от ПГО отодвигается на несколько большие углы атаки, начало срыва с концов ничего хорошего не несет, поскольку при дальнейшем росте угла атаки при этом самолет сыпется на хвост и на крыло.
Еще более существенным неблагоприятным эффектом является уменьшение производной Cyalpha крыла за счет ПГО, прорессируюшее начиная с околокритических углов атаки. Врезультает кривая продольнорго момента всего самолета полностьтю выполаживатеся и продольная устойчивость сменяется нейтральностью и даже неустойчивостью (ложка по продольному моменту). Начинается эта ложка довольно рано, особенно при более задней центровке и захватывеет область от околокритических до закритических углов атаки. Это совсем нехорошо, потому как воздействие атмосферной турбулентости при полете в этом диапазоне углов атаки может легко спровоцировать сваливние на хвост и на крыло и переход в штопор. Испытания и разбор происшествий показали, что запаса в 5-8 градусов от предельного балансировчного угла атаки, ограниченного потерей эффективности продольного управления до достижения Сумах крыла для предупреждения такого несчастья не всегда достаточно. Приэтом в зависимости от центровки получается палка о двух концах: при передней центровке этот запас возрастет, но в тоже время растет балансировочное сопротивление, падает Сумах самолета, повышается чувтсвительность к потере несущих свойств ПГО от его загрязнения, а снижение производной Cyalpha крыла становится более выраженным в выполаживании кривой продольного момента. Диапазон центровок, в которм эта схема ведет себя более-менее компромиссно практически сжимается в одну точку.
Самое главное, за что боролись - ограничение балансировочного угла атаки за счет опережающего срыва на ПГО происходит из-за распространеия срыва по его размаху, при этом прогрессивно захватывается все большая часть руля высоты. При достижении Сумах на прямоугольном крыле не менее 50% его размаха охвачено срывом.
Такое развитие событий полностью противоречит устоявшимся требованиям обеспечения безопасности полета, а именно - нужно стремиться. чтобы эффективность управления по всем 3 осям сохранялась даже в закритическом диапазоне углов атаки, причем ни на одной из рулевых поверхностей не должно быть срыва потока при достижении Сумах самолета. Эта рекомендация созвучна требованиям всех существующих норм летной годности для легких самолетов, где записано, что пилот всегда должен иметь возможность перевода самолета из любого положения в летный диапазон углов какти, т.е. опускания носа, если он задран и вывода из пикирования. Первое для схемы утка однозначно под вопросом. Например, при взлете. если пилот преждевременно оторвал самолет иначал набирать высоту на предельном угле атаки, внезапный порыв ветра или сдвиг ветра может спровоцировать дальнейшее увеличений угла атаки и попадание в область упомянутой "ложки" на кривой продольного момента и балансировчной кривой. Если самолет зайдет на эту ложку достаточно далеко, то у пилота не будет возможности опустить нос, как ни совай ручкой. Такая ситуация действительно имела место в ряде летных происшествий с утками.
Продувки NASA не дали ответа как можно радикально ликвидировать эту опасность всеми путями, которые пробовали, например, подбором профиля ПГО, его расположения по вертикали относительно крыла, аэродинамическими модификациями крыла, направленными на повышение запаса по Cумах концов.
В результаете, для обеспечения безопасности полета утка требует выдерживания даже большего запаса скорости относительно скорости сваливания на всех этаапах полета, чем нормальный самолет.
И наконец, старая добрая классическая схема дает не только возможность ограничения балансировочного угла атаки и исключения режима сваливания при постепенном торможении в симметричном полете, как утка. но и обеспечивает это при сохранении безотрывного обтекания всех рулевых поверхностей и их эффективности, даже с заходом в закритическую область.
Получается, что опережающий срыв на ПГО утки можно сравнить только со спасением пьяного, лежащего на рельсах, путем спускания поезда под откос. :'(
Я уже много раз писал, что не нужно считать большим плюсом опережающий срыв потока на ПГО как средство защиты от сваливания. В продувках рутановской схемы четко подтверждены негативные эффекты взаимодействия ПГО и крыла, принципиальная невозможность их полного устранения и отсутствие каких-либо других преимуществ этой схемы, в частности по балансировочному сопротивлению. что нередко ей незаслуженно приписывают.
Добропорядочное поведение утки при плавном увеличении угла атки, в совершенно спокойном воздухе и при оптимальной центровке не отражает действительности реальных полетов.
На кривых продольного момента Varyeze для всех центровок и углов отклонения руля высоты видна явно выраженная нелинейность. В диапазоне малых углов атаки схема демонстрирует хорошую продольную устойчивость, постоянный отрицательный наклон кривой продольного момента. Далее, начиная примерно с 4 градусов запас устойчивости уменгьшается, наклон становится более пологим. Это являние отражается и в характеристике продольного момента изолированного крыла, что справедливо связывают с развитием пространственного обтекания на стреловидном крыле.
Здесь также нужно отметить, что у утки единственной поверхностью, обеспечивающей продольную устойчивость является крыло. ПГО совершенно точно называется ДЕСТАБИЛИЗАТОР и оно смещает фокус самолета вперед. Когда на ПГО начинает зарождаться срыв потока, его производная Суalpha уменьшается и дестабилзирующий эффект ослабевает. За счет этого наклон кривой продольного момента должен вновь увеличиваться.
Он и увеличивается немного, но есть и обратный эффект, котрый этому противодействует. Индуктивный скос от ПГО приводит к крайне нежелательному перераспределению подъемной силы по размаху крыла, а именно, снижается загрузка корневых сечений и возрастает загрузка концевых. Это провоцирует развитие срыва потока начиная с концов, что четко покахано в продувках NASA. Хотя начало срыв на крыле под действием скоса потока от ПГО отодвигается на несколько большие углы атаки, начало срыва с концов ничего хорошего не несет, поскольку при дальнейшем росте угла атаки при этом самолет сыпется на хвост и на крыло.
Еще более существенным неблагоприятным эффектом является уменьшение производной Cyalpha крыла за счет ПГО, прорессируюшее начиная с околокритических углов атаки. Врезультает кривая продольнорго момента всего самолета полностьтю выполаживатеся и продольная устойчивость сменяется нейтральностью и даже неустойчивостью (ложка по продольному моменту). Начинается эта ложка довольно рано, особенно при более задней центровке и захватывеет область от околокритических до закритических углов атаки. Это совсем нехорошо, потому как воздействие атмосферной турбулентости при полете в этом диапазоне углов атаки может легко спровоцировать сваливние на хвост и на крыло и переход в штопор. Испытания и разбор происшествий показали, что запаса в 5-8 градусов от предельного балансировчного угла атаки, ограниченного потерей эффективности продольного управления до достижения Сумах крыла для предупреждения такого несчастья не всегда достаточно. Приэтом в зависимости от центровки получается палка о двух концах: при передней центровке этот запас возрастет, но в тоже время растет балансировочное сопротивление, падает Сумах самолета, повышается чувтсвительность к потере несущих свойств ПГО от его загрязнения, а снижение производной Cyalpha крыла становится более выраженным в выполаживании кривой продольного момента. Диапазон центровок, в которм эта схема ведет себя более-менее компромиссно практически сжимается в одну точку.
Самое главное, за что боролись - ограничение балансировочного угла атаки за счет опережающего срыва на ПГО происходит из-за распространеия срыва по его размаху, при этом прогрессивно захватывается все большая часть руля высоты. При достижении Сумах на прямоугольном крыле не менее 50% его размаха охвачено срывом.
Такое развитие событий полностью противоречит устоявшимся требованиям обеспечения безопасности полета, а именно - нужно стремиться. чтобы эффективность управления по всем 3 осям сохранялась даже в закритическом диапазоне углов атаки, причем ни на одной из рулевых поверхностей не должно быть срыва потока при достижении Сумах самолета. Эта рекомендация созвучна требованиям всех существующих норм летной годности для легких самолетов, где записано, что пилот всегда должен иметь возможность перевода самолета из любого положения в летный диапазон углов какти, т.е. опускания носа, если он задран и вывода из пикирования. Первое для схемы утка однозначно под вопросом. Например, при взлете. если пилот преждевременно оторвал самолет иначал набирать высоту на предельном угле атаки, внезапный порыв ветра или сдвиг ветра может спровоцировать дальнейшее увеличений угла атаки и попадание в область упомянутой "ложки" на кривой продольного момента и балансировчной кривой. Если самолет зайдет на эту ложку достаточно далеко, то у пилота не будет возможности опустить нос, как ни совай ручкой. Такая ситуация действительно имела место в ряде летных происшествий с утками.
Продувки NASA не дали ответа как можно радикально ликвидировать эту опасность всеми путями, которые пробовали, например, подбором профиля ПГО, его расположения по вертикали относительно крыла, аэродинамическими модификациями крыла, направленными на повышение запаса по Cумах концов.
В результаете, для обеспечения безопасности полета утка требует выдерживания даже большего запаса скорости относительно скорости сваливания на всех этаапах полета, чем нормальный самолет.
И наконец, старая добрая классическая схема дает не только возможность ограничения балансировочного угла атаки и исключения режима сваливания при постепенном торможении в симметричном полете, как утка. но и обеспечивает это при сохранении безотрывного обтекания всех рулевых поверхностей и их эффективности, даже с заходом в закритическую область.
Получается, что опережающий срыв на ПГО утки можно сравнить только со спасением пьяного, лежащего на рельсах, путем спускания поезда под откос. :'(
avm
Обожаю самолеты !
- Откуда
- Москва (член РАОПА)
Дополнение от Матящук Павла...
То, что я написал про соотношение х-к ПГО и крыла , как говорится, "правда, но не вся". Есть и еще мелкие детали, про которые никто не вспоминает (по незнанию или пренебрегают - не очень важно почему).
Но если уж разбираться какое должно быть соотношение между характеристиками ПГО и крыла, то еще не помешает напомнить следующее:
- когда берем продувки или расчеты, то подразумевается некоторая "нейтральная" конфигурация аппарата и положение его управляющих поверхностей, в том числе и РВ и , кроме того, статичное положение в пространстве, то есть постоянное положение по отношению к набегающему потоку.
- если начинаем рассуждать о нелинейной зоне углов атаки и переходе из состояния установившегося полета (на постоянной скорости с постоянным углом атаки) на другой (увеличенный) угол, то это может быть по двум причинам 1) умышленное отклонение руля 2) заброс порывом...
В первом случае у нас будет отклоненный руль. Это очевидно будет влиять и на критический угол атаки ПГО и на Сумакс ПГО. Будет еще в какой-то мере влиять и то, что угол атаки нарастает достаточно быстро и будет проявляться эффект "динамических" характеристик, как при действии порыва, о чем ниже.
Во втором случае еще хитрее - порыв действует не мгновенно , есть так называемый градиент входа в порыв, то есть Wy(t) и это означает увеличение угла атаки ПГО с какой-то скоростью по времени alf(t). Как параметр , учитывающий скорость изменения характера течения в зависимости от скорости изменения угла атаки используется число Струхаля St. Эффект "инерции" течения проявляется в том, что при больших числах Струхаля (большой скорости изменения угла атаки) срыв потока и достижение Сумакс затягивается на углы, больше, чем в установившемся потоке (как в продувках).
Но при обратном ходе (на уменьшение угла атаки) Су(alf) изменяется по другой кривой, не так, как при нарастании угла атаки. Имеет место "аэродинамический гестерезис" и на графике Су(а) - две кривые, при изменении Су(а) на увеличение alf и на уменьшение, "петля гистерезиса". Теперь вспомним что у нас вообще-то две поверхности ПГО и крыло. У них разные характерные размеры и будет как с числом Re - под действием порыва по-разному меняться характеристики в динамике. И куда денется наше "оптимальное" статическое соотношение - одному богу известно.
Про гистерезис можно прочитать например тут http://rrc.dgu.ru/res/www.ioffe.rssi.ru/journals/jtf/2001/07/p128-132.pdf
Это я к тому, что когда сравниваем и пытаемся найти оптимальное соотношение по характеристикам для ПГО и крыла, то для какого варианта?
Получается, что сравнивать и выбирать только на основании статических характеристик и с нейтральным РВ маловато будет. Не слишком точно. Это была одна из причин, почему Рутану пришлось варианты перебирать и свой самолетик "настраивать" живьем, меняя угол установки ГО и , возможно, профили. У него GU25-5 не сразу появился. А все эти "мелкие" эффекты проявляются и чувствуются в полете, расчетами не ловятся.
Я с порывом одно время долго разбирался. Был самолет с малой удельной нагрузкой на крыло и малой скоростью. В итоге стандартный порыв Wy=15 м/сек в пересчете на эквивалентный угол атаки давал приращение угла атаки на 10-16 градусов (в зависимости от полетного веса).
Горизонтальный полет при этом был на углах 4-5. Итого после заброса до 20. А Сумакс по продувкам достигался где-то на 15-16гр. И что брать в расчет на 20гр? "Срывные" характеристики из продувок? Мура будет. Вот и стали разбираться с гестерезисом... После изучения вопроса оказалось, что в динамике под действием порыва может достигаться динамический Сумакс = 1.5*Сумакс в статике (в продувках) и по критическому углу уползает неведомо куда.
То, что я написал про соотношение х-к ПГО и крыла , как говорится, "правда, но не вся". Есть и еще мелкие детали, про которые никто не вспоминает (по незнанию или пренебрегают - не очень важно почему).
Но если уж разбираться какое должно быть соотношение между характеристиками ПГО и крыла, то еще не помешает напомнить следующее:
- когда берем продувки или расчеты, то подразумевается некоторая "нейтральная" конфигурация аппарата и положение его управляющих поверхностей, в том числе и РВ и , кроме того, статичное положение в пространстве, то есть постоянное положение по отношению к набегающему потоку.
- если начинаем рассуждать о нелинейной зоне углов атаки и переходе из состояния установившегося полета (на постоянной скорости с постоянным углом атаки) на другой (увеличенный) угол, то это может быть по двум причинам 1) умышленное отклонение руля 2) заброс порывом...
В первом случае у нас будет отклоненный руль. Это очевидно будет влиять и на критический угол атаки ПГО и на Сумакс ПГО. Будет еще в какой-то мере влиять и то, что угол атаки нарастает достаточно быстро и будет проявляться эффект "динамических" характеристик, как при действии порыва, о чем ниже.
Во втором случае еще хитрее - порыв действует не мгновенно , есть так называемый градиент входа в порыв, то есть Wy(t) и это означает увеличение угла атаки ПГО с какой-то скоростью по времени alf(t). Как параметр , учитывающий скорость изменения характера течения в зависимости от скорости изменения угла атаки используется число Струхаля St. Эффект "инерции" течения проявляется в том, что при больших числах Струхаля (большой скорости изменения угла атаки) срыв потока и достижение Сумакс затягивается на углы, больше, чем в установившемся потоке (как в продувках).
Но при обратном ходе (на уменьшение угла атаки) Су(alf) изменяется по другой кривой, не так, как при нарастании угла атаки. Имеет место "аэродинамический гестерезис" и на графике Су(а) - две кривые, при изменении Су(а) на увеличение alf и на уменьшение, "петля гистерезиса". Теперь вспомним что у нас вообще-то две поверхности ПГО и крыло. У них разные характерные размеры и будет как с числом Re - под действием порыва по-разному меняться характеристики в динамике. И куда денется наше "оптимальное" статическое соотношение - одному богу известно.
Про гистерезис можно прочитать например тут http://rrc.dgu.ru/res/www.ioffe.rssi.ru/journals/jtf/2001/07/p128-132.pdf
Это я к тому, что когда сравниваем и пытаемся найти оптимальное соотношение по характеристикам для ПГО и крыла, то для какого варианта?
Получается, что сравнивать и выбирать только на основании статических характеристик и с нейтральным РВ маловато будет. Не слишком точно. Это была одна из причин, почему Рутану пришлось варианты перебирать и свой самолетик "настраивать" живьем, меняя угол установки ГО и , возможно, профили. У него GU25-5 не сразу появился. А все эти "мелкие" эффекты проявляются и чувствуются в полете, расчетами не ловятся.
Я с порывом одно время долго разбирался. Был самолет с малой удельной нагрузкой на крыло и малой скоростью. В итоге стандартный порыв Wy=15 м/сек в пересчете на эквивалентный угол атаки давал приращение угла атаки на 10-16 градусов (в зависимости от полетного веса).
Горизонтальный полет при этом был на углах 4-5. Итого после заброса до 20. А Сумакс по продувкам достигался где-то на 15-16гр. И что брать в расчет на 20гр? "Срывные" характеристики из продувок? Мура будет. Вот и стали разбираться с гестерезисом... После изучения вопроса оказалось, что в динамике под действием порыва может достигаться динамический Сумакс = 1.5*Сумакс в статике (в продувках) и по критическому углу уползает неведомо куда.
- Откуда
- Одесса, Украина
Вот это, кстати, по моему мнению, одна из основных причин катастроф связанных с входом "уток" в плоский штопор - энерция при энергичных маневрированиях, которая даёт возможность "проскочить" начало срыва на ПГО и сорвать крыло, наконец-то я нашел научное подтверждение своим мыслям, Александр, спасибо [smiley=dankk2.gif]
Denis
Я люблю самолеты!
- Откуда
- Украина, Донецк
Согласен, но это неполное объяснение. Как я уже писал, есть необходимость сохранения статической и динамической устойчивости и эффективности рулей даже в закритической области. В первую очередь это относится к продольному каналу. Выполнение этого требования дает ограничение динамического заброса по углу атаки и возможность опускания носа при отдаче ручки. Единственная балансировочная схема, которая это позволяет - классическая с горизонтальным оперением позади крыла. И даже она не всегда обеспечивает выполнение этих требований. При несимметричном обтекании самолет не должен быть склонен к несимметричному развитию срыва и опусканию крыла, а так же потере эффективности путевого управления. Это условие также не выполняется гна рутановских утках. Относительно безопасна потеря эффективности элеронов раньше достижения критического угла атки, но если в поперечном канале управления не наблюдается чрезмерное обратное рысканье.
На больших самолетах, сертифицируемых по FAR-25 допускается отход от этих строгих требований, при условии жесткого олграничения угла атаки в полете за счет работы автоматических систем управления, их многократного резервирования и наличия надежной индикациии угла атаки и предупреждения о сваливании. На тяжелых самолетах неизбежно возникают опасные режимы, защититься от которых можно только так, а также многочисленными эксплуатационными ограничениями, но лучше за счет врожденных аэродинамических свойств обезопаситься от большинства их.
avm
Обожаю самолеты !
- Откуда
- Москва (член РАОПА)
Сегодня получил на почту: РАСЧЕТ С УЧЕТОМ ВЛИЯНИЯ КОЛЬЦА ОБТЕКАТЕЛЯ И ВИНТА по модели П-6М (продолжение) любезно выполненный специалистом работавшем в КБ Мясищева. Ознакомится можно тут
http://sla-avia.ucoz.ru/forum/2-15-2#82
смотреть по ссылке.
Утководам и сочуствующим смотреть обязательно... Комментарии приветствуются...
http://sla-avia.ucoz.ru/forum/2-15-2#82
смотреть по ссылке.
Утководам и сочуствующим смотреть обязательно... Комментарии приветствуются...
avm
Обожаю самолеты !
- Откуда
- Москва (член РАОПА)
совершенно случайно наткнулся на этот аппаратик SELEX GALILEO
Зацепило то, что при взлётном весе 420 кг полезная нагрузка 70 кг (почти как у человека), размах крыльев 7,2м, выполнен по нормальной схеме с толкающим крылом, присутствует механизация и неубирающееся шасси с носовым колесом...
Т.е. в принципе можно смело брать за основу для постройки одно местной самоделки... (как я в своё время с проектом П-5)
Я вот например уже задумался, а стоит-ли городить "утку", если вид из кабины будет такой-же, а ЛТХ возможно даже лучше...
Зацепило то, что при взлётном весе 420 кг полезная нагрузка 70 кг (почти как у человека), размах крыльев 7,2м, выполнен по нормальной схеме с толкающим крылом, присутствует механизация и неубирающееся шасси с носовым колесом...
Т.е. в принципе можно смело брать за основу для постройки одно местной самоделки... (как я в своё время с проектом П-5)
Я вот например уже задумался, а стоит-ли городить "утку", если вид из кабины будет такой-же, а ЛТХ возможно даже лучше...
Вложения
avm
Обожаю самолеты !
- Откуда
- Москва (член РАОПА)
Не, "оптика" это перебор... я же не корректировщик арт огня хочу сделать... )))) Просто я хочу уйти от широкого капота с мелькающим перед глазами диском от винта (и тряской) к обзору сопоставимому планерному... или "эстрибительному"... В выборе схемы это играло не последнюю роль...
Так я и привел предельный случай - несколько меньший,но отличный-таки обзор имеют десятки самых разнообразных типов нормальной схемой как с толкающим,так и с тянущим (напр.Сигма-4) винтом.Не, "оптика" это перебор... я же не корректировщик арт огня хочу сделать... )))) Просто я хочу уйти от широкого капота с мелькающим перед глазами диском от винта (и тряской) к обзору сопоставимому планерному... или "эстрибительному"... В выборе схемы это играло не последнюю роль...
avm
Обожаю самолеты !
- Откуда
- Москва (член РАОПА)
согласен... симпатичный самолётик...
avm
Обожаю самолеты !
- Откуда
- Москва (член РАОПА)
Собрал вчера ПГО с профилем GU25-5(11)8 (скрин внизу). можно управлять положением РВ и углом стреловидности ПГО (для "дутья" модели)
На очереди крыло с профилем EPPLER 1230 (только нормальных координат ни как не найду... только координаты для сплайна, который надо как-то в SW формат перевести) - видимо буду обводить рисунок профиля, если не найду таблицу координат...
пока так...
На очереди крыло с профилем EPPLER 1230 (только нормальных координат ни как не найду... только координаты для сплайна, который надо как-то в SW формат перевести) - видимо буду обводить рисунок профиля, если не найду таблицу координат...
пока так...
Вложения
P
PizzaHunter
EPPLER 1230 в dwg формате не подойдет?
avm
Обожаю самолеты !
- Откуда
- Москва (член РАОПА)
если не затруднит, сбросьте на sla-avia(собака)ya.ru
И что делать ? 2-е сутки по инету ищу таблицу координат...
- Откуда
- Одесса, Украина
Тут было, вроде http://a190754.free.fr/PROFILS.HTM
Скачал оттуда пару лет назад.
avm
Обожаю самолеты !
- Откуда
- Москва (член РАОПА)
2 Sixe - большой гранд мерси... скачал... Будем посмотреть...
avm
Обожаю самолеты !
- Откуда
- Москва (член РАОПА)
Что-то очень много цифер... непонятных...
...вот нашел CADовский файл с профилем.. Солид 2009 его не понимает...
может кто конвертнуть в файл с профилем понятный SW ?
dat файл в приложении
...вот нашел CADовский файл с профилем.. Солид 2009 его не понимает...
может кто конвертнуть в файл с профилем понятный SW ?
dat файл в приложении